Управление пограничным слоем

Значительное уменьшение посадочной скорости и сокращение длин разбега и пробега самолета могут быть достигнуты при применении управления пограничным слоем. Установка на современных скоростных самолетах мощных турбовинтовых и особенно турбореактивных двигателей, имеющих большие расходы воздуха, создала благоприятные возможности для управления пограничным слоем. Управление пограничным слоем осуществляется либо путем отсасывания, либо путем сдувания.

Отсасывание пограничного слоя может производиться через щель или через пористый участок, расположенный на верхней поверхности крыла.

В этом случае срыв потока затягивается на большие углы атаки, что ведет к повышению C_{Ya max}(рис.14).

Щель или пористую поверхность лучше всего располагать в зоне разрежения у наибольшего градиента давления. У тонких профилей эта зона находится на верхней поверхности у передней кромки.

Эффективность отсасывания зависит от места положения щели или пористого участка, их размеров и количества отсасываемого воздуха. Отсасывание воздуха через щель и пористую поверхность позволяет получить в полете высокие значения C_{Ya max}. Но так как C_{Ya max} получается при очень больших углах атаки, практическое использование этого способа управления пограничным слоем сильно затруднено из-за ограничений, накладываемых на угол атаки высотой шасси и условиями обзора.

Чтобы устранить этот недостаток, лучше производить отсасывание пограничного слоя у передней кромки отклоненного закрылка, так как здесь также расположена зона разрежения. Здесь значительное увеличение коэффициента подъемной силы достигается при неизменном критическом угле атаки (рис.15).

1-без отсасывания, закрылок не отклонён;

2-без отсасывания, закрылок отклонён;

3-с отсасыванием, закрылок отклонён.

Рис.15

C_{Ya max} в значительной степени зависит от размеров закрылка, относительной толщины профиля, формы крыла в плане, расходов воздуха и некоторых других факторов.

Сдувание пограничного слоя, как показали эксперименты, наиболее целесообразно производить в зонах разрежения и больших градиентов давления, т.е. на верхней поверхности крыла у передней кромки профиля и у оси вращения закрылка.

Сдувание пограничного слоя путем выдувания воздуха у передней кромки крыла (рис.16) позволяет затянуть срыв потока на большие углы атаки.

1-без выдувания;

2-с выдуванием.

Рис.16

Но ухудшение обзора и необходимость применения высокого шасси для получения больших углов атаки, которым соответствуют высокие значения C_Ya, затрудняют практическое применение этого способа управления пограничным слоем.

Применение выдувания воздуха вблизи оси вращения закрылка позволяет получить значительное приращение C_Ya при приемлемых углах атаки(рис.17).

1-без выдувания, закрылок не отклонён;

2-без выдувания, закрылок отклонён;

3-с выдуванием, закрылок отклонён.

Рис.17

Последний способ управления пограничным слоем – выдувание воздуха над закрылком – получил наибольшее распространение.

Объясняется это двумя причинами. Во-первых, конструктивной простотой системы выдувания в сравнении с системой отсасывания. Воздух, необходимый для выдувания, забирается из компрессора турбореактивного двигателя, в то время как для отсасывания необходимо ставить специальные компрессоры. Кроме того, трубопроводы, по которым направляется к закрылку сжатый воздух, требуют меньшего диаметра, чем трубопроводы для отсасывания воздуха и поэтому их легче разместить в крыле. Во-вторых, выдувание воздуха над закрылком обеспечивает получение высоких значений C_Ya при обычных посадочных углах атаки.

Рис.18

Рис.19

Выдувание воздуха может быть осуществлено двумя способами: либо через щель в крыле на закрылок (рис.18а), либо через щель, расположенную на самом закрылке (рис.18б) по касательной к его поверхности. Конструктивно способ выдувания воздуха на закрылок через щель в крыле значительно проще, поэтому он обычно и применяется.

Дата добавления: 2014-01-20